【摘 要】
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为深入研究多喷管液体火箭动力系统尾焰流场特性,以由10台液体火箭发动机组成的多喷管动力系统为模型,采用耦合了Realizable k-ε湍流模型的N-S方程描述尾焰流动过程,考虑复
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为深入研究多喷管液体火箭动力系统尾焰流场特性,以由10台液体火箭发动机组成的多喷管动力系统为模型,采用耦合了Realizable k-ε湍流模型的N-S方程描述尾焰流动过程,考虑复燃反应的影响,并运用压力的隐式算子分割(PISO)算法进行求解,实现了以液氢液氧和液氧煤油为推进剂的两种不同发动机尾焰的混合计算,得到了不同飞行高度下火箭动力系统的尾焰流场结构及其参数分布情况。结果表明:随着飞行高度的升高,尾焰的膨胀角度越来越大,尾焰间的相互作用加强。由于复燃反应及尾焰间相互作用影响,尾焰流场会出现局部高温区域,同时火箭底部及喷管周围会出现旋流,旋流会卷吸尾焰高温燃气,从而会对火箭底部进行烧蚀,需要对其采取相应的热防护措施。
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